-
公开(公告)号：CN117130024A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311392813.5
申请日：2023-10-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种剔野阈值确定方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：确定跨空域飞行期间飞行器的GNSS导航是否从失效状态切换为有效状态；若是，则确定最近一次GNSS导航失效时对应的失效时长，并根据该失效时长确定GNSS导航当前有效阶段内的剔野阈值；其中，该剔野阈值与该失效时长成正相关关系。本方案，能够动态调整GNSS导航的测量值有效性的判断门限，保证导航系统对GNSS导航的测量值尽可能不误判、对野值不漏判，提高了导航系统的可靠性。
-
公开(公告)号：CN115270412A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210725330.1
申请日：2022-06-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器控制系统图形化工程与代码双向关联方法，包括对仿真验证程序源码进行筛选和封装，将提取到的信息进行存储；利用提取到的信息与图形化设计工程进行关联，识别出变更项，包括增、删、改，并对图形化设计工程进行自动更新。本发明能够基于已有的航天器控制系统图形化设计工程，导入修改后的仿真验证代码，对其进行扫描解析，并且可以进行新旧代码的比对，最大程度的实现自动化更新图形化设计工程，避免了对仿真验证程序和图形化设计工程的重复修改，大大提高了设计验证过程的迭代效率。
-
公开(公告)号：CN114771873A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210302709.1
申请日：2022-03-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。
-
公开(公告)号：CN111580555B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202010404180.5
申请日：2020-05-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种高超声速飞行器上升段分段自适应预测校正制导方法，将上升段分为上升段初期、上升段后期；包括如下步骤：S1、建立上升段无量纲的动力学方程；S2、根据上升段无量纲的动力学方程，获得无量纲后的上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线、无量纲后的上升段终端高度时变动态增益曲线；S3、在上升段初期，以减小上升段终端高度误差为制导目标，利用上升段终端高度时变动态增益曲线，获得上升段初期的攻角修正量，对上升段初期的攻角进行修正；S4、在上升段后期，以减小上升段终端弹道倾角误差为制导目标，利用上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线，获得上升段后期的攻角修正量，对上升段后期的攻角进行修正。
-
公开(公告)号：CN110609564A
公开(公告)日：2019-12-24
申请号：CN201910779510.6
申请日：2019-08-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 高超声速飞行器姿态耦合控制方法，涉及高超声速飞行器动力学与控制领域；步骤一、将飞行器运动分解为纵向运动和横航向运动；步骤二、建立高超声速飞行器的8阶运动方程；并根据8阶运动方程建立运动耦合分析简化模型；步骤三、判断运动耦合分析简化模型是否为有利耦合；当为有利耦合，不做处理；当为非有利耦合，确定第一耦合因子K1；步骤四、计算步骤二中的8阶运动方程的第一特征根λ1和第二特征根λ2；对比第一特征根λ1和第二特征根λ2；根据对比结果确定第二耦合因子K2；步骤五、通过第一耦合因子K1和第二耦合因子K2对8阶运动方程进行反馈补偿；本发明适用于大升阻比的面对称高超声速飞行器，提高了飞行器滚转机动响应的快速性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104176275B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410339276.2
申请日：2014-07-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本发明结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。
-
公开(公告)号：CN104176275A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410339276.2
申请日：2014-07-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本发明结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。
-
公开(公告)号：CN119879915A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510329273.9
申请日：2025-03-20
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种大气层内飞行器的姿态计算方法及装置，涉及空间飞行器组合导航技术领域。包括：将GNSS初始有效测量的时刻作为基准时刻，利用缓存矩阵存储基准时刻下凝固惯性系的飞行器参数和GNSS组合导航的测量参数；在每个INS惯导系统的更新周期内，更新当前时刻下凝固惯性系的飞行器参数，并在GNSS组合导航的更新周期内，存储当前周期更新后的凝固惯性系的飞行器参数和当前周期GNSS组合导航的测量参数；基于存储的凝固惯性系的飞行器参数和GNSS组合导航的测量参数，对滑动窗口的数据进行更新，以利用更新后的滑动窗口数据递推计算当前时刻下飞行器的姿态矩阵。本方案，能够快速精准的对飞行器的姿态进行实时计算。
-
公开(公告)号：CN119190413A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411317611.9
申请日：2024-09-20
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明实施例涉及飞行器技术领域，特别涉及一种再入飞行器剩余推进剂排放方法及装置。方法包括确定推进剂排放量和总轨控速度增量的关系；根据飞行器星下点的地面轨迹调整需求，确定飞行器升交点的地理经度额外变化；建立地理经度额外变化、飞行器不同脉冲加速之间间隔的环绕圈次和不同次脉冲加速的轨控速度增量之间的关系表达式；以两次脉冲加速次数和不同脉冲加速之间间隔一个环绕圈次为条件，对关系表达式迭代求解，得到每次脉冲加速的轨控速度增量和每次脉冲的具体环绕圈次，判断每个轨控速度增量是否符合验证条件。本发明实施例提供的再入飞行器剩余推进剂排放方法既能满足飞行器燃料排放需求，同时完成对星下点位置调整需求的轨道面内推进剂排放方法。
-
公开(公告)号：CN117109571B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311386712.7
申请日：2023-10-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种导航误差快速收敛方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：确定飞行器在跨空域飞行期间当前是否从黑障区飞出；在确定飞行器当前从黑障区飞出时，获取GNSS导航的剔野阈值，并根据该剔野阈值对P阵进行重置，使得重置后的P阵增大，以利用重置后的P阵对导航递推结果进行修正。本方案，能够实现导航误差的快速收敛。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
58
records
(took 0.026 seconds)
